KR101305575B1

KR101305575B1 - 터빈 동익 및 터보 기계

Info

Publication number: KR101305575B1
Application number: KR1020127013806A
Authority: KR
Inventors: 고오이찌로오 이이다
Original assignee: 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤
Priority date: 2010-01-20
Filing date: 2011-01-19
Publication date: 2013-09-09
Also published as: CN102639817B; EP2527596A1; KR20120075490A; US20120224974A1; WO2011090083A1; EP2527596A4; JPWO2011090083A1; JP5297540B2; US9194239B2; EP2527596B1; CN102639817A

Abstract

터빈 동익 및 터보 기계에 있어서, 로터(32)의 주위 방향으로 소정 간격으로 복수의 동익(28)이 배치되고, 이 동익(28)이, 로터(32)에 고정되는 날개 근원부(41)와, 기단부가 날개 근원부(41)에 연결되는 날개 본체(42)와, 원환 형상을 이루는 슈라우드(45)의 일부를 구성하도록 날개 본체(42)의 선단부에 연결되는 팁 슈라우드(43)를 갖고, 날개 본체(42)에 있어서의 전방 모서리(52)의 선단부측을 후방 모서리(53)측으로 만곡시키는 곡선부(54)를 통해 팁 슈라우드(43)의 외면(43A)에 연속시켜, 날개 본체(42)의 선단부와 팁 슈라우드(43)의 내면(43B) 사이에 필렛(51a, 51b)을 형성하고, 곡선부(54)를 필렛(51a, 51b)보다 전방 모서리(52)측에 위치시킴으로써 경량화를 가능하게 하는 한편, 성능의 저하를 억제 가능하게 한다.

Description

터빈 동익 및 터보 기계{TURBINE ROTOR BLADE AND TURBO MACHINE}

본 발명은, 회전축의 주위 방향으로 소정 간격으로 복수 배치되는 터빈 동익 및 이를 구비한 터보 기계에 관한 것이다.

예를 들어, 터보 기계의 일종인 발전용 가스 터빈은, 압축기와 연소기와 터빈에 의해 구성되어 있다. 그리고 공기 도입구로부터 도입된 공기가 압축기에 의해 압축됨으로써 고온·고압의 압축 공기로 되고, 연소기에서, 이 압축 공기에 대해 연료를 공급하여 연소시킴으로써 고온·고압의 연소 가스(작동 유체)를 얻어, 이 연소 가스에 의해 터빈을 구동하고, 이 터빈에 연결된 발전기를 구동한다.

이러한 가스 터빈의 터빈에서, 전방 단의 1단 동익이나 2단 동익은, 날개 높이 방향(회전축에 있어서의 직경 방향)의 길이가 짧지만, 후방 단의 3단 동익이나 4단 동익(최종단 동익)에서는, 성능면에서 이 날개 높이 방향의 길이가 긴 것(길고 큰 날개)으로 되어 있다. 그리고 날개 높이 방향의 길이가 긴 터빈 동익은, 진동이 발생하기 쉬우므로, 선단부에 팁 슈라우드를 장착하고, 인접하는 동익의 팁 슈라우드끼리를 접촉시킴으로써 원환 형상을 이루는 슈라우드를 형성하고 있다. 그러나, 동익은, 선단부에 팁 슈라우드를 장착하면, 선단부의 중량이 무거워져, 회전시에 작용하는 원심력에 의해 동익 본체에 인장력이 발생하여, 변형될 우려가 있다. 그로 인해, 터빈 동익의 선단부에 장착되는 팁 슈라우드의 경량화가 요망되고 있다.

이러한 문제를 해결하는 것으로서, 예를 들어 하기 특허문헌 1, 2에 기재된 것이 있다. 이들 특허문헌 1, 2에 기재된 터빈 동익에서는, 팁 슈라우드에 있어서의 단부, 즉 원환 형상의 슈라우드를 형성하기 위해, 각 팁 슈라우드끼리가 접촉하는 부분을 회전축 방향으로 오목하게 들어가게 함으로써 경량화를 도모하고 있다.

일본 특허 출원 공개 제2005-207294호 공보 일본 특허 출원 공개 제2009-168018호 공보

상술한 종래의 터빈 동익에 있어서는, 팁 슈라우드의 일부를 회전축 방향으로 오목하게 들어가게 하는 형상으로 함으로써 경량화를 도모할 수는 있다. 그런데, 팁 슈라우드의 일부를 회전축의 회전 방향을 따라 회전축 방향으로 오목하게 들어가게 하는 형상으로 함으로써 작동 유체인 연소 가스의 원활한 흐름을 저해하여, 슈라우드의 주변에서 연소 가스의 흐트러짐이 발생하고, 이 연소 가스와 팁 슈라우드 사이의 마찰이 커져, 성능이 저하되어 버린다는 문제가 있다.

본 발명은, 상술한 과제를 해결하는 것으로, 성능의 저하를 억제하는 한편, 경량화를 가능하게 하는 터빈 동익 및 터보 기계를 제공하는 것을 목적으로 한다.

상술한 목적을 달성하기 위한 본 발명의 터빈 동익은, 회전축의 주위 방향으로 소정 간격으로 복수 배치되는 터빈 동익이며, 기단부가 상기 회전축에 고정되는 날개 본체와, 원환 형상을 이루는 슈라우드의 일부를 구성하도록 상기 날개 본체의 선단부에 형성되는 팁 슈라우드를 갖고, 상기 날개 본체에 있어서의 전방 모서리의 선단부측의 자오면 형상이 후방 모서리측으로 만곡되는 곡선부를 통해 상기 팁 슈라우드의 외면에 연속되고, 상기 날개 본체의 선단부와 상기 팁 슈라우드의 내면 사이에 필렛이 형성되고, 상기 곡선부가 상기 필렛보다 전방 모서리측에 위치하는 것을 특징으로 하는 것이다.

따라서, 날개 본체에 있어서의 전방 모서리의 선단부측에 곡선부를 형성하고, 이 곡선부를 통해 팁 슈라우드를 형성하고 있고, 날개 본체의 선단부측을 후퇴시킴으로써 경량화를 가능하게 할 수 있는 한편, 작동 유체의 흐름을 원활하게 함으로써 날개 본체 및 팁 슈라우드의 각 면의 압력 분포를 적정하게 하여, 성능의 저하를 억제할 수 있다.

본 발명의 터빈 동익에서는, 상기 곡선부는, 상기 날개 본체의 양측에 형성된 상기 필렛의 전단부를 연결하는 직선보다 상기 전방 모서리측으로 돌출되는 것을 특징으로 하고 있다.

따라서, 날개 본체의 선단부측을 곡선부에 의해 용이하게 후퇴시킴으로써 경량화를 가능하게 할 수 있는 동시에, 성능의 저하를 억제 가능한 날개 형상으로 할 수 있다.

본 발명의 터빈 동익에서는, 상기 곡선부와 상기 팁 슈라우드의 외면의 접속 위치가, 상기 회전축의 축심 방향을 따라 상기 날개 본체의 전방 모서리로부터 후방 모서리측을 향해 상기 날개 본체의 전후 길이에 있어서의 10％의 길이 이상의 위치로 설정되는 것을 특징으로 하고 있다.

따라서, 날개 본체의 선단부측을 적정량만큼 후퇴시킴으로써 날개 본체 및 팁 슈라우드의 형상의 최적화를 가능하게 할 수 있다.

본 발명의 터빈 동익에서는, 상기 팁 슈라우드는, 외면에 주위 방향을 따르는 시일 핀을 갖고, 상기 곡선부와 상기 팁 슈라우드의 외면의 접속 위치가, 상기 회전축의 축심 방향을 따라 상기 시일 핀의 전방 단부면과 동등 또는 상기 시일 핀보다 상기 날개 본체의 전방 모서리측의 위치로 설정되는 것을 특징으로 하고 있다.

따라서, 날개 본체의 선단부측을 적정량만큼 후퇴시킴으로써 날개 본체, 팁 슈라우드, 시일 핀의 형상의 최적화를 가능하게 할 수 있다.

본 발명의 터빈 동익에서는, 상기 날개 본체의 전방 모서리와 상기 곡선부의 접속 위치가, 상기 회전축의 직경 방향을 따라 상기 날개 본체의 선단부로부터 기단부측을 향해 상기 날개 본체의 전후 길이에 있어서의 20％의 길이 이상의 위치로 설정되는 것을 특징으로 하고 있다.

따라서, 날개 본체의 선단부측을 적정량만큼 후퇴시킴으로써 날개 본체의 형상의 최적화를 가능하게 할 수 있다.

본 발명의 터빈 동익에서는, 상기 날개 본체의 전방 모서리와 상기 곡선부의 접속 위치가, 상기 회전축의 직경 방향을 따라 상기 날개 본체의 선단부로부터 기단부측을 향해 상기 날개 본체 및 팁 슈라우드의 높이에 있어서의 20％의 길이 이하의 위치로 설정되는 것을 특징으로 하고 있다.

본 발명의 터빈 동익에서는, 케이싱은, 상기 슈라우드에 대향하는 내면에 오목부가 형성되는 것을 특징으로 하고 있다.

따라서, 케이싱과 날개 본체 및 슈라우드의 영역의 가스 흐름을 원활하게 함으로써 날개 본체 및 팁 슈라우드의 각 면의 압력 분포를 적정하게 하여, 성능의 저하를 수반하는 일 없이 날개 선단부의 경량화가 도모된다. 즉, 종래, 오목부의 영향에 의한 복잡한 흐름이 팁 슈라우드에 충돌하여 손실이 발생되고 있었지만, 터빈 날개로서 일을 하지 않아 공력적으로는 전혀 기여하고 있지 않은 부분인 팁 슈라우드의 전방 모서리를 후퇴시킴으로써 흐름과의 충돌을 완화하여 성능의 저하를 확실하게 방지하고, 또한 경량화도 가능하게 할 수 있다.

본 발명의 터빈 동익에서는, 상기 팁 슈라우드는, 상기 슈라우드의 주위 방향을 따라 긴 판 형상을 이루고, 상기 날개 본체가 없는 영역에 협폭부가 형성되는 것을 특징으로 하고 있다.

따라서, 팁 슈라우드에 협폭부를 형성함으로써 경량화를 가능하게 할 수 있다.

또한, 본 발명의 터빈 동익은, 회전축의 주위 방향으로 소정 간격으로 복수 배치되는 터빈 동익이며, 기단부가 상기 회전축에 고정되는 날개 본체와, 원환 형상을 이루는 슈라우드의 일부를 구성하도록 상기 날개 본체의 선단부에 형성되는 팁 슈라우드를 갖고, 상기 날개 본체에 있어서의 전방 모서리의 선단부측을 후방 모서리측으로 만곡시키는 곡선 형상으로 이루고, 상기 팁 슈라우드의 외면보다도 가스 유로의 상류측으로 돌출시키는 것을 특징으로 하는 것이다.

따라서, 날개 본체에 있어서의 전방 모서리의 선단부측에 곡선부를 형성하여, 이 곡선부를 통해 팁 슈라우드를 형성하고 있고, 날개 본체의 전방 모서리 선단부를 가스 유로의 상류측으로 돌출시킴으로써(＝팁 슈라우드를 가스 유로 하류측으로 후퇴시킴으로써) 경량화를 가능하게 할 수 있는 한편, 작동 유체의 흐름을 원활하게 함으로써 날개 본체 및 팁 슈라우드의 각 면의 압력 분포를 적정하게 하여, 성능의 저하를 억제할 수 있다.

또한, 본 발명의 터보 기계는, 상기한 터빈 동익을 구비하는 것을 특징으로 하는 것이다.

따라서, 날개 본체에 있어서의 전방 모서리의 선단부측에 곡선부를 형성하여, 이 곡선부를 통해 팁 슈라우드를 형성하고 있고, 날개 본체의 선단부측을 후퇴시킴으로써 경량화를 가능하게 할 수 있는 한편, 작동 유체의 흐름을 원활하게 함으로써 날개 본체 및 팁 슈라우드의 각 면의 압력 분포를 적정하게 하여 성능의 저하를 억제할 수 있다.

본 발명의 터빈 동익 및 터보 기계에 따르면, 날개 본체에 있어서의 전방 모서리의 선단부측에 곡선부를 형성하고, 이 곡선부를 통해 팁 슈라우드를 형성함으로써 날개 본체의 선단부측을 후퇴시켜 경량화를 가능하게 할 수 있는 한편, 작동 유체의 흐름을 원활하게 하여 날개 본체 및 팁 슈라우드의 각 면의 압력 분포를 적정하게 하여, 성능의 저하를 억제할 수 있다.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 관한 터빈 동익을 도시하는 평면도이다.
도 2는 본 실시예의 터빈 동익을 도시하는 측면도이며, 도 1의 Ⅱ－Ⅱ 단면도이다.
도 3은 본 실시예의 터빈 동익을 도시하는 정면도이다.
도 4는 본 실시예의 터빈 동익의 선단부를 도시하는 개략도이다.
도 5는 본 실시예의 터빈 동익의 조립 상태를 도시하는 개략도이다.
도 6은 본 실시예의 터빈 동익을 도시하는 개략도이다.
도 7은 종래의 터빈 동익에 있어서의 연소 가스(작동 유체)의 흐름을 도시하는 개략도이다.
도 8은 본 실시예의 터빈 동익에 있어서의 연소 가스(작동 유체)의 흐름을 도시하는 개략도이다.
도 9는 본 실시예의 터빈 동익이 적용된 가스 터빈을 도시하는 개략도이다.
도 10은 본 실시예의 터빈 동익에 있어서의 형상 설명을 보충하기 위한 개략도이다.

이하에 첨부 도면을 참조하여, 본 발명에 관한 터빈 동익 및 터보 기계의 적합한 실시예를 상세하게 설명한다. 또한, 이 실시예에 의해 본 발명이 한정되는 것은 아니다.

실시예

도 1은 본 발명의 일 실시예에 관한 터빈 동익을 도시하는 평면도, 도 2는 본 실시예의 터빈 동익을 도시하는 측면도이며 도 1의 Ⅱ－Ⅱ 단면도, 도 3은 본 실시예의 터빈 동익을 도시하는 정면도, 도 4는 본 실시예의 터빈 동익의 선단부를 도시하는 개략도, 도 5는 본 실시예의 터빈 동익의 조립 상태를 도시하는 개략도, 도 6은 본 실시예의 터빈 동익을 도시하는 개략도, 도 7은 종래의 터빈 동익에 있어서의 연소 가스(작동 유체)의 흐름을 도시하는 개략도, 도 8은 본 실시예의 터빈 동익에 있어서의 연소 가스(작동 유체)의 흐름을 도시하는 개략도, 도 9는 본 실시예의 터빈 동익이 적용된 가스 터빈을 도시하는 개략도, 도 10은 본 실시예의 터빈 동익에 있어서의 형상 설명을 보충하기 위한 개략도이다.

본 실시예의 가스 터빈은, 도 9에 도시하는 바와 같이, 압축기(11)와 연소기(12)와 터빈(13)에 의해 구성되어 있다. 이 가스 터빈에는, 도시하지 않은 발전기가 연결되어 있어, 발전 가능하게 되어 있다.

압축기(11)는, 공기를 도입하는 공기 도입구(21)를 갖고, 압축기 차실(22) 내에 복수의 정익(23)과 동익(24)이 전후 방향[후술하는 로터(32)의 축 방향]으로 교대로 배치되어 이루어지고, 그 외측에 추기실(25)이 설치되어 있다. 연소기(12)는, 압축기(11)에서 압축된 압축 공기에 대해 연료를 공급하여, 점화함으로써 연소 가능하게 되어 있다. 터빈(13)은, 터빈 차실(26) 내에 복수의 정익(27)과 동익(28)이 전후 방향[후술하는 로터(32)의 축 방향]으로 교대로 배치되어 있다. 이 터빈 차실(26)의 하류측에는, 배기 차실(29)을 통해 배기실(30)이 배치되어 있고, 배기실(30)은, 터빈(13)에 연속되는 배기 디퓨저(31)를 갖고 있다.

또한, 압축기(11), 연소기(12), 터빈(13), 배기실(30)의 중심부를 관통하도록 로터[회전축(32)]가 위치하고 있다. 로터(32)는, 압축기(11)측의 단부가 베어링부(33)에 의해 회전 가능하게 지지되는 한편, 배기실(30)측의 단부가 베어링부(34)에 의해 회전 가능하게 지지되어 있다. 그리고 이 로터(32)는, 압축기(11)에서, 각 동익(24)이 장착된 디스크가 복수 겹쳐져 고정되고, 터빈(13)에서, 각 동익(28)이 장착된 디스크가 복수 겹쳐져 고정되어 있고, 배기실(30)측의 단부에 도시하지 않은 발전기의 구동축이 연결되어 있다.

그리고 이 가스 터빈은, 압축기(11)의 압축기 차실(22)이 다리부(35)에 지지되고, 터빈(13)의 터빈 차실(26)이 다리부(36)에 의해 지지되고, 배기실(30)이 다리부(37)에 의해 지지되어 있다.

따라서, 압축기(11)의 공기 도입구(21)로부터 도입된 공기가, 복수의 정익(23)과 동익(24)을 통과하여 압축됨으로써 고온·고압의 압축 공기로 된다. 연소기(12)에서, 이 압축 공기에 대해 소정의 연료가 공급되어, 연소된다. 그리고 이 연소기(12)에서 생성된 작동 유체인 고온·고압의 연소 가스(작동 유체)가, 터빈(13)을 구성하는 복수의 정익(27)과 동익(28)을 통과함으로써 로터(32)를 구동 회전시켜, 이 로터(32)에 연결된 발전기를 구동한다. 한편, 배기 가스(연소 가스)의 에너지는, 배기실(30)의 배기 디퓨저(31)에 의해 압력으로 변환되어 감속되고 나서 대기로 방출된다.

상술한 본 실시예의 터빈(13)에 있어서, 도 5 및 도 6에 도시하는 바와 같이, 동익(28)은, 디스크[로터(32)]에 고정되는 날개 근원부(41)와, 기단부가 이 날개 근원부(41)에 접합되는 날개 본체(42)와, 이 날개 본체(42)의 선단부에 연결되는 팁 슈라우드(43), 팁 슈라우드(43)의 외면에 형성되는 시일 핀(44)으로 구성되어 있고, 날개 본체(42)는 소정 각도만큼 비틀어져 있다. 그리고 이 동익(28)은, 날개 근원부(41)가 디스크의 외주부에 주위 방향을 따라 복수 끼워 맞추어짐으로써 각 팁 슈라우드(43)끼리가 접촉하여 접속되고, 외주측에 원환 형상을 이루는 슈라우드(45)가 구성된다.

이와 같이 구성된 본 실시예의 동익(28)에서, 도 2에 도시하는 바와 같이, 터빈 차실(26)(도 9 참조)을 구성하는 케이싱(46)은, 내면이 연소 가스(작동 유체)의 흐름 방향의 하류측(도 2의 우측)을 향해 넓어지는 원통 형상을 이루는 가스 유로(47)를 형성하고 있고, 이 내면에 경사면(46a)과 환 형상 홈[오목부(46b)]이 형성되어 있다. 그리고 케이싱(46) 내에는, 경사면(46a)에 정익(27)(도 9 참조)의 기단부가 고정되는 한편, 환 형상 홈(46b)에는 동익(28)의 선단부가 배치되고, 시일 핀(44)과 환 형상 홈(46b) 사이에 소정 간극이 확보되어 있다. 이 경우, 케이싱(46)의 경사면(46a)과, 동익(28)의 팁 슈라우드(43)의 외면(43A)이, 대략 직선 형상을 이루는 위치로 설정되어 있지만, 연소 가스(작동 유체)의 흐름에 따라서 직경 방향으로 어긋나게 하여 배치해도 된다.

그리고 도 5에 도시하는 바와 같이, 동익(28)의 팁 슈라우드(43)는, 슈라우드(45)의 주위 방향을 따라 긴 판 형상을 이루고, 날개 본체(42)가 연결되어 있지 않은 영역에서, 전방 모서리측을 로터(32)의 회전 방향을 따라 축심 방향(회전축 방향) 후방측에 오목하게 들어가게 한 절결부(43a, 43b)가 형성되고, 후방 모서리측을 로터(32)의 회전 방향을 따라 축심 방향(회전축 방향) 전방측에 오목하게 들어가게 한 절결부(43c, 43d)가 형성되어 있다. 즉, 팁 슈라우드(43)는, 일부에 협폭부[절결부(43a, 43b, 43c, 43d)]가 형성된, 소위 파셜 커버로 되어 있다.

또한, 이 동익(28)에서는, 도 1 내지 도 4에 도시하는 바와 같이, 날개 본체(42)의 선단부와 팁 슈라우드(43)의 내면(43B) 사이이며, 날개 본체(42)의 주위 방향 양측에 단면 원호 형상의 필렛[필렛부(51a, 51b)]이 형성되어 있고, 날개 본체(42)와 팁 슈라우드(43)는, 매끄러운 곡면을 갖고 단차 없이 연속되어 있다. 이 경우, 필렛(51a, 51b)은, 날개 본체(42)의 전방 모서리측과 후방 모서리측을 제외하는 영역에 형성되고, 팁 슈라우드(43)의 외면(43A)측에서 보아 타원 형상(도 1 참조)을 이루고 있다.

동익(28)에서, 날개 본체(42)는, 전방 모서리(52)와 후방 모서리(53)를 갖고, 각 테두리(52, 53)는, 날개 본체(42)의 두께 방향의 곡면에 의해 형성되어 있다. 또한, 전방 모서리(52)는, 로터(32)의 축심 방향에 직교하는 직경 방향에 대해, 날개 본체(42)의 선단부측이 후방[후방 모서리(53)측]으로 경사져 자오면 형상이 대략 직선 형상을 이루는 직선부로 되어 있고, 후방 모서리(53)는, 로터(32)의 축심 방향에 직교하는 직경 방향을 따른 자오면 형상이 대략 직선 형상을 이루는 직선부로 되어 있다. 또한, 이 전방 모서리(52)와 후방 모서리(53)는, 직선 형상으로 형성하는 것이 바람직하지만, 필요에 따라서 직선 형상에 근사한 곡선 형상으로 해도 된다.

그리고 동익(28)에서, 날개 본체(42)에 있어서의 전방 모서리(52)는, 선단부측의 자오면 형상이 후방 모서리(53)측으로 만곡되는 곡선부(54)를 통해 팁 슈라우드(43)의 외면(43A)에 연속되어 있고, 이 곡선부(54)는, 필렛(51a, 51b)보다 전방 모서리(52)측에 위치하고 있다. 즉, 날개 본체(42)에서, 전방 모서리(52)에 있어서의 팁 슈라우드(43)와의 접속부(접속 위치)를 후방 모서리(53)측으로 후퇴시킴으로써, 날개 본체(42)의 전방 모서리(52)를 팁 슈라우드(43)의 외면(43A)에 곡선부(54)를 통해 단차 없이, 또한 매끄럽게 연속시키고 있다. 이때, 곡선부(54)는, 날개 본체(42)의 양측에 형성된 각 필렛(51a, 51b)의 전단부를 연결하는 직선 A보다 전방 모서리(52)측으로 돌출되는 형상으로 되어 있다. 이때, 곡선부(54)가 필렛(51a, 51b)보다 전방 모서리(52)측에 위치하거나, 또는 곡선부(54)가 각 필렛(51a, 51b)의 전단부를 연결하는 직선 A(도 1 참조)보다 전방 모서리(52)측으로 돌출된다고 하는 것은, 로터(32)의 축심 방향에 직교하는 면에 대해 전방 모서리(52)측에 위치한다고 하는 것이다.

또한, 곡선부(54)는, 날개 본체(42)의 전방 모서리(52)로부터 연속되고, 또한 팁 슈라우드(43)의 외면(43A)에 연속되도록 형성되어 있으므로, 전방 모서리(52)와 마찬가지로, 날개 본체(42)의 두께 방향의 곡면에 의해 형성되어 있고, 3차원 방향으로 만곡되는 곡면부로 되어 있다. 또한, 팁 슈라우드(43)는, 외면(43A) 및 내면(43B)이 로터(32)의 축심 방향에 대해, 소정 각도만큼 경사진 대략 직선 형상을 이루는 평면이고, 또한 로터(32)의 주위 방향에 대해 곡선 형상을 이루는 곡면으로 되어 있다.

여기서, 곡선부(54)의 형상에 대해 구체적으로 설명한다. 곡선부(54)는, 날개 본체(42)의 측면에서 보아(도 2의 방향), 1개 이상의 원호에 의해 형성되는 것으로, 일단부가 날개 본체(42)의 전방 모서리(52)와 교점 a에서 연속되고, 타단부가 팁 슈라우드(43)의 외면(43A)과 교점 b에서 접속되어 있다. 또한, 날개 본체(42)의 전방 모서리(52)의 연장선과 팁 슈라우드(43)의 외면(43A)의 연장면의 교점을 52a로 하고, 날개 본체(42)의 후방 모서리(53)의 연장선과 팁 슈라우드(43)의 외면(43A)의 연장면의 교점을 53a로 할 때, 교점 52a와 교점 53a 사이의 로터(32)의 축심 방향의 길이를 날개 본체(42)의 선단부에 있어서의 날개 전후 길이 L로 한다.

이때, 곡선부(54)와 팁 슈라우드(43)의 외면(43A)의 접속 위치(교점 b)를, 로터(32)의 축심 방향을 따라 날개 본체(42)의 전방 모서리(52)로부터 후방 모서리(53)측을 향해 날개 본체(42)의 선단부에 있어서의 날개 전후 길이 L에 있어서의 10％의 길이 L1 이상의 위치로 설정하는 것이 바람직하다. 또한, 곡선부(54)와 팁 슈라우드(43)의 외면(43A)의 접속 위치(교점 b)를, 로터(32)의 축심 방향에 있어서 시일 핀(44)의 전방 단부면(44a)과 동등 또는 이 시일 핀(44)의 전방 단부면(44a)보다 날개 본체(42)의 전방 모서리(52)측의 위치, 즉 날개 본체(42)의 전방 모서리(52)로부터 후방 모서리(53)측을 향해 시일 핀(44)의 전방 단부면(44a)까지의 길이 L2 이하의 위치로 설정하는 것이 바람직하다. 또한, 이 경우, 길이 L1은 교점 b와 교점 52a 사이의 길이로 대체해도 되고, 교점 a와 교점 b의 가스 유로 방향간 거리로 대체해도 된다.

또한, 필렛(51a, 51b)은, 날개 본체(42)의 정면에서 보아(도 3의 방향), 1개 이상의 원호에 의해 형성되는 것으로, 일단부가 날개 본체(42)의 일측면과 교선 c, d에서 연속되고, 타단부가 팁 슈라우드(43)의 내면(43B)과 교선 e, f에서 접속되어 있다. 또한, 날개 본체(42)의 플랫폼(41a)의 외면(41a′)으로부터 팁 슈라우드(43)의 외면(43A)까지의 길이를 날개 높이[날개 본체(42) 및 팁 슈라우드(43)의 높이] H로 한다.

이때, 날개 본체(42)의 전방 모서리(52)와 곡선부(54)의 접속 위치(교점 a)를, 로터(32)의 직경 방향을 따라 날개 본체(42)의 선단부로부터 기단부측을 향해 날개 본체(42)의 선단부에 있어서의 전후 길이 L의 20％의 길이 이상의 위치(높이 H1)로 설정한다. 즉, 도 10에 상세하게 도시하는 바와 같이, H3-H1의 길이를 날개 본체(42)의 선단부에 있어서의 전후 길이 L의 20％의 길이 이상으로 설정하는 것이 바람직하다. 또한, 날개 본체(42)의 전방 모서리(52)와 곡선부(54)의 접속 위치(교점 a)를, 로터(32)의 직경 방향을 따라 날개 본체(42)의 선단부로부터 기단부측을 향해 날개 높이 H에 있어서의 20％의 길이 이하의 위치(높이 H2)로 설정한다. 즉, H3-H1의 길이를 날개 높이 H에 있어서의 20％의 이하의 길이로 설정하는 것이 바람직하다. 또한, 길이 H3-H1은 교점 a와 교점 52a 사이의 길이로 대체해도 되고, 교점 a와 교점 b의 날개 높이 방향간 거리로 대체해도 된다. 또한, H3은, 날개 본체(42)의 플랫폼(41a)의 외면(41a′)으로부터 교점 52a까지의 길이이다.

여기서, 도 7, 도 8을 사용하여, 본 실시예의 터빈 동익(28)에 있어서의 연소 가스(작동 유체)의 흐름과, 종래의 터빈 동익에 있어서의 연소 가스(작동 유체)의 흐름을 비교하여 설명한다.

터빈(13)에서, 가스 유로(47)를 흐르는 연소 가스는, 절대 속도 Va이며, 터빈 동익(28)이 화살표 R 방향으로 회전하므로 그 회전 속도 Vr로 하면, 날개 본체(42) 및 팁 슈라우드(43)에 대한 연소 가스의 상대 속도 Vb가 규정된다. 이때, 도 2에 도시하는 바와 같이, 가스 유로(47)를 흐르는 연소 가스는, 케이싱(46)의 경사면(46a)을 따른 흐름이, 환 형상 홈(46b)과 날개 본체(42)의 선단부나 팁 슈라우드(43)에 의해 영역 B에서 난류로 되기 쉽다.

종래의 터빈 동익에서는, 도 7에 도시하는 바와 같이, 날개 본체(001)의 전방 모서리(003)가 선단부측을 향해 대략 직선 형상으로 연장되고, 이 선단에 팁 슈라우드(002)가 배치되므로, 연소 가스의 흐름이 케이싱의 내면과 날개 본체(001)의 선단부 및 팁 슈라우드(002) 사이의 영역 B(도 2 참조)에서는, 여기에 형성되는 축 방향의 간극으로 인해, 연소 가스의 날개 본체(001)를 향해 가는 흐름이 지연된다. 그러면, 가스 유로(47)를 흐르는 연소 가스의 절대 속도 Va₁이 작아지고, 터빈 동익(28)의 회전 속도 Vr은 변화되지 않으므로, 날개 본체(42) 및 팁 슈라우드(43)에 대한 연소 가스의 상대 속도 Vb₁도 저속으로 되어, 그 방향도 바뀌어 버린다. 즉, 연소 가스는, 날개 본체(001)의 전방 모서리(003)에 대해, 배면측(001b)을 향해 유입되게 되고, 날개 본체(001)는, 이 배면측(001b)의 압력이 높아져 표면측(001a)의 압력이 낮아지므로, 회전 방향 R에 대해 역방향의 힘이 작용한다. 그러면, 터빈 동익(28)의 회전 방향과 역방향의 힘이 작용한 만큼 터빈이 행하는 일이 빼앗겨, 출력이 저하되어 성능이 저하되어 버린다.

한편, 본 실시예의 터빈 동익에서는, 도 8에 도시하는 바와 같이, 날개 본체(42)의 전방 모서리(52)가 곡선부(54)에 의해 팁 슈라우드(43)에 매끄럽게 연속되어 있으므로, 날개 본체(42)의 전방 모서리(52)가 선단부측에서 후퇴되게 되어, 날개 본체(42)의 전방 모서리가 이 영역 B로부터 멀어져, 날개 본체(42)에 있어서, 회전 방향과 역방향의 힘이 작용하는 부분이 감소된다. 그로 인해, 가스 유로(47)를 흐르는 연소 가스의 절대 속도 Va가 고속으로 되고, 터빈 동익(28)의 회전 속도 Vr을 가미하면, 날개 본체(42) 및 팁 슈라우드(43)에 대한 연소 가스의 상대 속도 Vb도 고속으로 된다. 즉, 연소 가스는, 날개 본체(42)의 전방 모서리(52)에 대해, 표면측(42a)을 향해 유입되게 되어, 날개 본체(42)는, 배면측(42b)의 압력에 비해 표면측(42a)의 압력이 높아지므로, 회전 방향 R과 동일 방향의 힘이 작용한다. 그러면, 연소 가스가 원활하게 흘러, 날개 본체(42)나 팁 슈라우드(43) 사이의 마찰이 작아지고, 손실이 저하되어 성능의 저하가 억제된다.

이와 같이 본 실시예의 터빈 동익에 있어서는, 로터(32)의 주위 방향으로 소정 간격으로 복수의 동익(28)이 배치되고, 이 동익(28)이, 로터(32)에 고정되는 날개 근원부(41)와, 기단부가 날개 근원부(41)에 연결되는 날개 본체(42)와, 원환 형상을 이루는 슈라우드(43)의 일부를 구성하도록 날개 본체(42)의 선단부에 연결되는 팁 슈라우드(43)를 갖고, 날개 본체(42)에 있어서의 전방 모서리(52)의 선단부측을 후방 모서리(53)측으로 만곡시키는 곡선부(54)를 통해 팁 슈라우드(43)의 외면(43A)에 연속시켜, 날개 본체(42)의 선단부와 팁 슈라우드(43)의 내면(43B) 사이에 필렛(51a, 51b)을 형성하고, 곡선부(54)를 필렛(51a, 51b)보다 전방 모서리(52)측에 위치시키고 있다.

따라서, 날개 본체(42)에 있어서의 전방 모서리(52)의 선단부측에 곡선부(54)를 형성하여, 이 곡선부(54)를 통해 팁 슈라우드(43)를 형성하고, 곡선부(54)를 필렛(51a, 51b)보다 전방 모서리(52)측에 위치시킴으로써 날개 본체(42)의 선단부측이 후퇴되게 되어, 날개 본체(42)의 선단부측에 형성되는 팁 슈라우드(43)를 경량화할 수 있다. 또한, 이 곡선부(54)를 형성함으로써 연소 가스가 원활하게 흘러, 날개 본체(42) 및 팁 슈라우드(43)의 각 면의 압력 분포가 적정하게 되어, 성능의 저하를 억제할 수 있다.

또한, 본 실시예의 터빈 동익에서는, 곡선부(54)와 팁 슈라우드(43)의 외면(43A)의 접속 위치를, 날개 본체(42)의 전방 모서리(52)로부터 후방 모서리(53)측을 향해 날개 본체(42)의 선단부에 있어서의 전후 길이 L에 있어서의 10％의 길이의 위치로부터 시일 핀(44)의 전방 단부면(44a)까지의 위치로 설정하고 있다. 따라서, 날개 본체(42)의 전방 모서리(52)의 선단부측을 적정량만큼 후퇴시킴으로써 날개 본체(42), 팁 슈라우드(43), 시일 핀(44)의 형상의 최적화를 가능하게 할 수 있다.

또한, 본 실시예의 터빈 동익에서는, 날개 본체(42)의 전방 모서리(52)와 곡선부(54)의 접속 위치를, 날개 본체(42)의 선단부로부터 기단부측을 향해 날개 본체(42)의 선단부에 있어서의 전후 길이 L의 20％의 길이의 위치로부터, 날개 본체(42)의 선단부로부터 기단부측을 향해 날개 본체(42) 및 팁 슈라우드(43)의 높이(날개 높이) H에 있어서의 20％의 길이의 위치까지로 설정하고 있다. 따라서, 날개 본체(42)의 전방 모서리(52)의 선단부측을 적정량만큼 후퇴시킴으로써 날개 본체(42), 팁 슈라우드(43), 시일 핀(44)의 형상의 최적화를 가능하게 할 수 있다.

본 실시예의 터빈 동익에서는, 케이싱(46)에 있어서의 슈라우드(45)에 대향하는 내면에 환 형상 홈(46b)을 형성하고 있다. 따라서, 케이싱(46)과 날개 본체(42) 및 팁 슈라우드(43)의 영역의 가스 흐름을 원활하게 할 수 있어, 날개 본체(42) 및 팁 슈라우드(43)의 각 면의 압력 분포를 적정하게 하여, 성능의 저하를 억제할 수 있다.

본 실시예의 터빈 동익에서는, 팁 슈라우드(43)를 슈라우드(45)의 주위 방향을 따라 긴 판 형상을 이루고, 날개 본체(42)가 없는 영역에 절결부(43a, 43b, 43c, 43d)를 형성하고 있어, 가일층의 경량화를 가능하게 할 수 있다.

또한, 본 실시예의 터보 기계에 있어서는, 터빈(13)으로서, 정익(27)과 동익(28)을 작동 유체(연소 가스)의 흐름 방향을 따라 교대로 배치하고, 이 동익(28)으로서 날개 근원부(41)와 날개 본체(42)와 팁 슈라우드(43)를 형성하고, 날개 본체(42)에 있어서의 전방 모서리(52)의 선단부측을 후방 모서리(53)측으로 만곡시키는 곡선부(54)를 통해 팁 슈라우드(43)의 외면(43A)에 연속시켜, 날개 본체(42)의 선단부와 팁 슈라우드(43)의 내면(43B) 사이에 필렛(51a, 51b)을 형성하고, 곡선부(54)를 필렛(51a, 51b)보다 전방 모서리(52)측에 위치시키고 있다.

따라서, 날개 본체(42)에 있어서의 전방 모서리(52)의 선단부측에 곡선부(54)를 형성하여, 이 곡선부(54)를 통해 팁 슈라우드(43)를 형성하고, 곡선부(54)를 필렛(51a, 51b)보다 전방 모서리(52)측에 위치시킴으로써 날개 본체(42)의 선단부측이 후퇴되게 되어, 날개 본체(42)를 경량화할 수 있다. 또한, 이 곡선부(54)를 형성함으로써 작동 유체(연소 가스)가 원활하게 흘러, 날개 본체(42) 및 팁 슈라우드(43)의 각 면의 압력 분포가 적정하게 되어, 성능의 저하를 억제할 수 있다. 그 결과, 터빈 효율을 향상시킬 수 있다.

또한, 상술한 실시예에서는, 본 발명의 터빈 동익을 3단 동익이나 4단 동익(최종단 동익)에 적용하여 설명하였지만, 이것에 한정되지 않고, 팁 슈라우드를 갖는 동익이면 된다. 또한, 터보 기계로서, 발전용 가스 터빈에 대해 설명하였지만, 이것에 한정되지 않고, 항공용 가스 터빈이나 증기 터빈 등의 터보 기계에도 적용할 수 있다.

본 발명에 관한 터빈 동익 및 터보 기계는, 날개 본체의 전방 모서리의 선단부측을 후방 모서리측으로 만곡시키는 곡선 형상으로 하여, 필렛보다 전방 모서리측에 위치시키거나, 팁 슈라우드의 외면보다도 돌출시킴으로써 경량화를 가능하게 하는 한편, 성능의 저하를 억제하는 것으로, 어느 종류의 동익, 터보 기계에도 적용할 수 있다.

11 : 압축기
12 : 연소기
13 : 터빈
27 : 정익
28 : 동익(터빈 동익)
32 : 로터(회전축)
41 : 날개 근원부
42 : 날개 본체
43 : 팁 슈라우드
44 : 시일 핀
45 : 슈라우드
46b : 환 형상 홈(오목부)
51a, 51b : 필렛
52 : 전방 모서리
53 : 후방 모서리
54 : 곡선부

Claims

회전축의 주위 방향으로 소정 간격으로 복수 배치되는 터빈 동익이며,
기단부가 상기 회전축에 고정되는 날개 본체와, 원환 형상을 이루는 슈라우드의 일부를 구성하도록 상기 날개 본체의 선단부에 형성되는 팁 슈라우드를 갖고,
상기 날개 본체에 있어서의 전방 모서리의 선단부측의 자오면 형상이 후방 모서리측으로 만곡되는 곡선부를 통해 상기 팁 슈라우드의 외면에 연속되고, 상기 날개 본체의 선단부와 상기 팁 슈라우드의 내면 사이에 필렛이 형성되고, 상기 곡선부가 상기 필렛보다 전방 모서리측에 위치하는 것을 특징으로 하는, 터빈 동익.
제1항에 있어서, 상기 곡선부는, 상기 날개 본체의 양측에 형성된 상기 필렛의 전단부를 연결하는 직선보다 상기 전방 모서리측으로 돌출되는 것을 특징으로 하는, 터빈 동익.
제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 곡선부와 상기 팁 슈라우드의 외면의 접속 위치가, 상기 회전축의 축심 방향을 따라 상기 날개 본체의 전방 모서리로부터 후방 모서리측을 향해 상기 날개 본체의 전후 길이에 있어서의 10％의 길이 이상의 위치로 설정되는 것을 특징으로 하는, 터빈 동익.
제3항에 있어서, 상기 팁 슈라우드는, 외면에 주위 방향을 따르는 시일 핀을 갖고, 상기 곡선부와 상기 팁 슈라우드의 외면의 접속 위치가, 상기 회전축의 축심 방향을 따라 상기 시일 핀의 전방 단부면과 동등 또는 상기 시일 핀보다 상기 날개 본체의 전방 모서리측의 위치로 설정되는 것을 특징으로 하는, 터빈 동익.
제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 날개 본체의 전방 모서리와 상기 곡선부의 접속 위치가, 상기 회전축의 직경 방향을 따라 상기 날개 본체의 선단부로부터 기단부측을 향해 상기 날개 본체의 전후 길이에 있어서의 20％의 길이 이상의 위치로 설정되는 것을 특징으로 하는, 터빈 동익.
제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 날개 본체의 전방 모서리와 상기 곡선부의 접속 위치가, 상기 회전축의 직경 방향을 따라 상기 날개 본체의 선단부로부터 기단부측을 향해 상기 날개 본체 및 팁 슈라우드의 높이에 있어서의 20％의 길이 이하의 위치로 설정되는 것을 특징으로 하는, 터빈 동익.
제1항 또는 제2항에 있어서, 케이싱은, 상기 슈라우드에 대향하는 내면에 오목부가 형성되는 것을 특징으로 하는, 터빈 동익.
제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 팁 슈라우드는, 상기 슈라우드의 주위 방향을 따라 긴 판 형상을 이루고, 상기 날개 본체가 없는 영역에 협폭부가 형성되는 것을 특징으로 하는, 터빈 동익.
회전축의 주위 방향으로 소정 간격으로 복수 배치되는 터빈 동익이며,
기단부가 상기 회전축에 고정되는 날개 본체와, 원환 형상을 이루는 슈라우드의 일부를 구성하도록 상기 날개 본체의 선단부에 형성되는 팁 슈라우드를 갖고,
상기 날개 본체에 있어서의 전방 모서리의 선단부측을 후방 모서리측으로 만곡시키는 곡선 형상으로 이루고, 상기 팁 슈라우드의 외면보다도 가스 유로의 상류측으로 돌출시키는 것을 특징으로 하는, 터빈 동익.
상기 제1항 또는 제2항에 기재된 터빈 동익을 구비하는 것을 특징으로 하는, 터보 기계.